Руль ракеты


складной руль управляемой ракеты - патент РФ 2365866

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным рулям или стабилизаторам. Складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля. Механизм содержит подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода. Поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно указанному валу по обе стороны от него. Кроме того, в поворотной части руля выполнена глухая прорез вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода. На наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты. Поперек конусного паза на торце толкателя установлена пластина, взаимодействующая с поворотной частью руля. Обеспечивается повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2365866

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США № 2858765 от 04.11.1956 г. и № 3125956 от 24.03.64 г.

Известно также устройство складывающихся рулей ракет, представленное пат. США № 3650496 от 21.03.1972 г. Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве прототипа.

Указанное устройство включает в себя корневую и поворотные части руля, соединенные переходником, который может вращаться относительно корневой части вокруг первой оси и относительно поворотной части вокруг второй оси, а также узел управления, связанный с поворотной частью через третью ось, которая может перемещаться прямолинейно под действием узла управления. Узел управления выполнен в виде толкателя, при перемещении которого внутрь ракеты под действием пружины третья ось также перемещается и поворачивает поворотную часть руля в рабочее положение.

Указанные три оси параллельны и взаимно расположены так, что в конце процесса разворота поворотной части руля в рабочее положение поворотная часть руля подходит к корневой части практически плоскопараллельно, при этом взаимофиксируются конические выступы на поворотной части и конические прорези на корневой части руля.

Недостатком данного устройства является невысокая жесткость руля, обусловленная наличием дополнительного промежуточного элемента между корневой и поворотной частями, а также довольно развитой корневой части руля, что влечет за собой увеличение поперечных размеров ракеты при сложенных рулях.

Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции рулей.

Техническим результатом является повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении.

Для решения этой задачи в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

На Фиг.1, 2 представлен общий вид поворотного руля с механизмом его раскрытия (в сложенном положении, вид спереди, и вид сбоку в рабочем положении соответственно).

Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, закрепленной на корневой части на полуосях 3. Корневая часть 1, выполненная в виде двух кронштейнов с отверстиями для указанных полуосей, жестко закреплена на выходном валу 4 привода блока управления рулями (не показан). Механизм раскрытия руля содержит толкатель 5, расположенный внутри выходного вала 4 привода блока управления рулями. В толкателе установлена пружина сжатия 6, опирающаяся одним концом на корпус толкателя, а вторым на буртик выходного вала указанного привода.

Толкатель выполнен в виде полого цилиндра с направляющими поясками и головной частью, которая на своем наружном торце снабжена конусным пазом 7, ориентированным вдоль продольной оси ракеты. В середине этого паза на наружном торце толкателя 5 поперек упомянутого паза 7 установлена выступающая вперед пластина 8 со скошенным передним краем, непосредственно взаимодействующим с поворотной частью 2 руля.

В районе оси выходного вала 4 поворотная часть 2 имеет глухую прорезь 9, в которую входит указанная пластина 8. В торце этой прорези поворотной части 2 закреплена специальная пластина 10 с профилированной поверхностью, по которой скользит передний скошенный торец пластины 8 толкателя 5 в процессе разворота руля из транспортного в рабочее положение.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом (вариант старта ракеты из транспортно-пускового контейнера).

При выходе из контейнера поворотная часть 2 руля больше не удерживается от разворота стенками транспортно-пускового контейнера и под действием пружины сжатия 6 через пластину 8 толкателя 5 поворотная часть 2 начинает разворачиваться вокруг полуосей 3, в результате чего устанавливается в вертикальное положение. После этого толкатель 5, продолжая свое движение наружу вдоль оси вала 4, своим конусным пазом 7 заклинивает нижнюю часть поворотной части 2 руля, фиксируя, таким образом, указанную поворотную часть на корневой части руля.

При этом поворотная часть руля оказывается жестко связанной с выходным валом 4 привода руля.

Предложенный вариант, таким образом, обеспечивает надежную и жесткую фиксацию поворотной части руля в рабочем положении и характеризуется минимальными размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Складной руль ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, отличающийся тем, что поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза и взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

2. Складной руль по п.1, отличающийся тем, что торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя.

3. Складной руль по п.2, отличающийся тем, что область поворотной части руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

www.freepatent.ru

раскрываемый руль ракеты - патент РФ 2532286

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2532286

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США № 3058422, 1962 г.; № 3125956, 1964 г.; № 5820072, 1998 г. и др.). Наличие складываемых рулей продиктовано уменьшением габаритов при размещении ракет в транспортно-пусковых стаканах (ТПС).

Наиболее близким по набору существенных признаков является устройство, представленное патентом США № 3650496, F42B 13/32, 1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Указанное устройство относится к рулям направления управляемых ракет. Такого рода ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. При движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение.

Указанное устройство представляет собой руль ракеты, шарнирно установленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой и складываемой частей руля и соединена с пружинным толкателем, расположенным в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть в раскрытом положении и корневая часть, выполнены соответствующие друг другу выступы и прорези, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и прорези являются элементами фиксации руля в раскрытом положении.

Недостатками данного технического решения являются невозможность установки указанного устройства в корпус ракеты, имеющей малый объем для размещения вала привода управления рулем из-за значительного габаритного размера вала привода управления в связи с перемещением подпружиненного толкателя внутри вала, невозможность использования конструкции с тонким внешним обводом руля в связи с необходимостью размещения механизма раскрытия в корневой и складываемой частях, а также увеличение габаритов ТПС в связи с наличием корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты в сложенном положении.

Для достижения указанных целей в раскрываемом руле ракеты, состоящем из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля. Механизм раскрытия руля выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Кроме того, аэродинамическая поверхность фиксируется в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.

На фиг.1-4 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Руль содержит вал 1, один конец которого соединен с приводом управления рулем, на другом конце вала размещена аэродинамическая поверхность 2, установленная на оси 3. На валу жестко закреплен кронштейн 4, на который установлена подпружиненная качалка 5 на оси 6. В указанной качалке выполнена прорезь, в которую установлен ролик 7 на оси 8. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос 9, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе 10, другой конец соединен с аэродинамической поверхностью 2. Механизм раскрытия руля содержит корпус 11, внутри которого размещаются указанный подпружиненный толкатель 10, установленный на цилиндрических направляющих 12, пружины сжатия 13, упирающиеся одним концом в корпус механизма раскрытия руля, а другим в толкатель 10.

Для фиксации аэродинамической поверхности в раскрытом положении на ней выполнены два зуба 14, а на валу 1 установлены две подпружиненные защелки 15 на осях 16, а также выполнены упоры 17.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом.

После подачи команды на раскрытие руля связь, удерживающая аэродинамическую поверхность 2 в сложенном положении, разрывается, и она под действием пружин 13, перемещающих толкатель 10 по направляющим 12, начинает поворачиваться вокруг оси 3, при этом качалка 5 вместе с роликом 7 поворачиваются в том же направлении вокруг оси 6, таким образом, предотвращается соскальзывание троса 9 с ролика 7. На конечном участке поворота аэродинамическая поверхность 2 зубьями 15 поворачивает подпружиненные защелки 15, а затем встает на упоры 17, при этом защелки под действием пружин кручения упираются поверхностью 18 в зубья 14. Поверхность 18 защелок 15 выполнена такой, что при взаимодействии с зубьями возникает момент, препятствующий повороту аэродинамической поверхности 2 относительно оси 3, этим обеспечивается запирание аэродинамической поверхности в раскрытом положении.

Предложенное изобретение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого в сложенном положении в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Раскрываемый руль ракеты, состоящий из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной.

2. Раскрываемый руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность зафиксирована в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.

www.freepatent.ru

Складной руль управляемой ракеты

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля. Механизм раскрытия руля включает толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг.

Поворотный рычаг кинематически связывает толкатель и поворотную часть руля. Корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков. Нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием. В отверстии с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы. Фиксаторы размещены в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя. Достигается повышение надежности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам преимущественно управляемых ракет.

Такого рода рули используются в управляемых ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки, а также при компактном размещении ракет на подвесках на самолете-носителе.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г., №3125956 от 24.03.64 г. и №3650496 от 21.03.1972 г., патентами РФ №2365866 от 26.02.2008 г., №2458316 от 22.02.2011 г. Последнее устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.

Согласно указанному патенту складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

Поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

Кроме того, корневая часть руля снабжена стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненном в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

Недостаток данного устройства проявляется в увеличенном времени срабатывания за счет использования подпружиненного штока в толкателе, а также в появлении люфтов подвижной части относительно неподвижной части при многократном раскрытии рулей в процессе наземных проверок.

Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью арретирования и автоматического разарретирования рулей и обеспечение сигнализации о раскрытии рулей.

Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе проверок, стабильности срабатывания и уменьшение времени раскрытия.

Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков, нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.

При этом один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.

Заявляемое устройство проиллюстрировано графическими материалами, представленными на Фиг.1-5 (Фиг.1,3,5 - вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты в сложенном, полураскрытом и полностью раскрытом положении руля, Фиг.2, 4 - вид на раскрытый складной руль сбоку в его сложенном и раскрытом положении соответственно).

Руль включает корневую часть 1 и поворотную часть 2, соединенную с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса, имеет отверстия для полуосей 3, паз для размещения рычага 4 и цилиндрическое отверстие (канал) для штуцера подвода газа высокого давления 5 с расположенным в нем толкателем 6 (расположены по оси вала привода руля).

Толкатель 6, снабженный уплотнительными кольцами 7, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 8, закрепленной поперек прорези на поворотной части 2, а вторым концом входящий в глухой паз 9 корневой части 1. Внутри поворотного рычага 4 со стороны глухого паза 9 в корневой части 1 поперек оси привода руля выполнено отверстие 10, в котором с двух сторон располагаются фиксаторы 11, поджимаемые пружинами 12 и 13, кинематически связанные с толкателем 6 через шарики 14.

В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 6 размещены два подвижных стопора 15 и 16, поджимаемых пружинами 17 к штифтам 18. В исходном положении нижний торец стопора 15 утоплен в корневой части 1 и под ним размещен фиксирующий исходное положение руля шток арретира 19, являющегося также датчиком положения руля. В раскрытом положении руля указанные стопоры удерживают поворотную часть руля 2, входя в соответствующие отверстия 20 на торцевой поверхности поворотной части. На корневой части руля 1 также выполнены жесткие упоры 21, при раскрытии взаимодействующие с поверхностью А на поворотной части 2 руля (см. Фиг.1).

Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1 и 2) толкатель 6 полностью утоплен в штуцер подвода газа высокого давления 5, при этом шарики 14 в отверстии 10 рычага 4 смещены к оси вала привода под воздействием подпружиненных фиксаторов 11, которые надежно удерживают рычаг 4 и кинематически связанную с ним поворотную часть руля 2 от самопроизвольного раскрытия до подачи газа высокого давления в штуцер 5.

При подаче газа (от аккумулятора давления на борту ракеты либо от внешней магистрали высокого давления) в полость штуцера 5 под днище толкателя 6 последний перемещается вверх, раздвигая шарики 14 конусом, выполненным в суженной верхней части толкателя 6. При перемещении в стороны от оси вала привода шарики 14 выталкивают фиксаторы 11 из отверстия 10 рычага 4, освобождая его для перемещения вверх по пазу 9 и повороту одновременно с поворотом частью 2 руля. Использование указанных шариков позволяет существенно снизить усилия на разблокировку начального положения рычага 4 и тем самым повысить надежность и стабильность процесса раскрытия рулей

В процессе перемещения рычага 4 и поворотной части 2 руля под действием толкателя 6 нижний торец поворотной части 2 руля, воздействуя на верхнюю скошенную часть стопоров 15 и 16, утапливает их в корневой части 1 руля. Шток стопора 15 при этом воздействует на шток арретира 19, освобождая руль для вращения вокруг оси вала привода руля. При этом шток арретира 19 остается в утопленном положении, удерживаемый встроенным в механизм арретира фиксатором (не показано).

При дальнейшем перемещении толкателя 6 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.4, 5). В раскрытом положении она фиксируется размещенными в корневой части руля 1 стопорами 15 и 16 и выполненными корневой части жесткими упорами 21. При этом после полного раскрытия руля стопор 15 и 16 под воздействием пружин 17 входят в отверстия 20, а шток арретира 19 остается утопленным, и руль подготовлен к вращению вокруг оси привода.

Предложенный вариант обеспечивает создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью их автоматического разарретирования, обеспечивая при этом возможность сигнализации о состоянии рулей. При этом достигается также и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе наземных проверок и обеспечивается стабильность их срабатывания.

1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков, отличающийся тем, что нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.

2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.

www.findpatent.ru

складной руль управляемой ракеты - патент РФ 2458316

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит корневую часть руля, поворотную часть руля и механизм раскрытия руля. Корневая часть руля закреплена на выходном валу привода. Поворотная часть руля содержит поперечную глухую прорезь и установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля. Достигается повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2458316

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам, преимущественно управляемых ракет.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например, в трубах пусковой установки, а также при компактном размещении ракет на подвесках на самолете-носителе.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США № 2858765 от 04.11.1956 г., № 3125956 от 24.03.64 г. и № 3650496 от 21.03.1972 г. Известно также устройство складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленное патентом РФ № 2365866 от 26.02.2008 г.

Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.

Согласно указанному патенту складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля поворотную часть руля и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

Недостаток данного устройства проявляется в нестабильности времени раскрытия рулей, что обусловлено различием аэродинамических нагрузок для различных условий пуска ракет, особенно характерных для условий пуска управляемых ракет с самолета-носителя.

Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей.

Техническим результатом является повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей.

Для решения поставленной задачи складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взамодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

При этом поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

Кроме того, корневая часть руля снабжена по меньшей мере одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

На Фиг.1-4 представлен вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты (Фиг.1-3, сложенное положение руля, промежуточное положение и полностью раскрытое положение соответственно) и вид на раскрытый складной руль сбоку (Фиг.4).

Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, соединенной с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса и имеющая паз для размещения рычага 4, отверстия для полуосей 3, продольное цилиндрическое отверстие для толкателя 5 (расположено по оси вала привода руля) и источник газа высокого давления 6, жестко скреплена с выходным валом 7 привода блока управления рулями (не показан).

Толкатель 5, снабженный уплотнительными кольцами 8, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 9, закрепленной поперек глухой прорези на поворотной части 2, а вторым концом - на фиксаторе 10, входящем в фигурный паз 11, выполненный в верхней части толкателя 5 в его боковых стенках.

Внутри толкателя 5 установлены цилиндрический стержень 12, контактирующий с рычагом 4, и пружина 13, опирающаяся на дно толкателя 5 (см., например, Фиг.1).

В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 5 (см. Фиг.4) размещены два стопора 14, поджимаемых пружинами 15 к ключам 16. В раскрытом положении руля эти стопоры удерживают поворотную часть руля, входя в соответствующие выемки 17 на торцевой поверхности поворотной части 2 руля.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1) толкатель 5 отжат от рычага 4 и, тем самым, фиксатор 10 рычага находится в верхней части паза 11 (на его прямом участке) и не дает повернуться рычагу 4 и развернуть поворотную часть 2 руля.

При подаче газа высокого давления в полость под днище толкателя 5 последний перемещается вверх, сжимая пружину 13 и фиксатор 10 оказывается в нижней части (в цилиндрическом отверстии) фигурного паза 11 и, тем самым, рычаг 4 (с фиксатором 10) освобождается для поворота вместе с поворотной частью руля (Фиг.2).

При дальнейшем перемещении толкателя 5 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.3). В раскрытом положении она фиксируется неподвижно размещенными на корневой части 1 руля стопорами 14.

Практическое исполнение и отработка предложенного устройства показала, что в качестве источника газа высокого давления может быть использовано пиротехническое устройство, обеспечивающее максимальное давление 20 35 МПа с временем выхода на максимальное давление около 10 20 мс в зависимости от размера складного руля.

Предложенный вариант обеспечивает стабильную и жесткую фиксацию поворотной части руля в раскрытом положении и характеризуется небольшими размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении. Конструкция складного руля позволяет разместить механизм его раскрытия в рулевой поверхности без значительного увеличения ее толщины и не требует дополнительных устройств для исключения самопроизвольного раскрывания и складывания рулей.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

3. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что корневая часть руля снабжена, по меньшей мере, одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

www.freepatent.ru

Складной руль управляемой ракеты

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит корневую часть руля, поворотную часть руля и механизм раскрытия руля. Корневая часть руля закреплена на выходном валу привода. Поворотная часть руля содержит поперечную глухую прорезь и установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля. Достигается повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам, преимущественно управляемых ракет.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например, в трубах пусковой установки, а также при компактном размещении ракет на подвесках на самолете-носителе.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г., №3125956 от 24.03.64 г. и №3650496 от 21.03.1972 г. Известно также устройство складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленное патентом РФ №2365866 от 26.02.2008 г.

Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.

Согласно указанному патенту складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля поворотную часть руля и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

Недостаток данного устройства проявляется в нестабильности времени раскрытия рулей, что обусловлено различием аэродинамических нагрузок для различных условий пуска ракет, особенно характерных для условий пуска управляемых ракет с самолета-носителя.

Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей.

Техническим результатом является повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей.

Для решения поставленной задачи складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взамодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

При этом поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

Кроме того, корневая часть руля снабжена по меньшей мере одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

На Фиг.1-4 представлен вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты (Фиг.1-3, сложенное положение руля, промежуточное положение и полностью раскрытое положение соответственно) и вид на раскрытый складной руль сбоку (Фиг.4).

Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, соединенной с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса и имеющая паз для размещения рычага 4, отверстия для полуосей 3, продольное цилиндрическое отверстие для толкателя 5 (расположено по оси вала привода руля) и источник газа высокого давления 6, жестко скреплена с выходным валом 7 привода блока управления рулями (не показан).

Толкатель 5, снабженный уплотнительными кольцами 8, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 9, закрепленной поперек глухой прорези на поворотной части 2, а вторым концом - на фиксаторе 10, входящем в фигурный паз 11, выполненный в верхней части толкателя 5 в его боковых стенках.

Внутри толкателя 5 установлены цилиндрический стержень 12, контактирующий с рычагом 4, и пружина 13, опирающаяся на дно толкателя 5 (см., например, Фиг.1).

В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 5 (см. Фиг.4) размещены два стопора 14, поджимаемых пружинами 15 к ключам 16. В раскрытом положении руля эти стопоры удерживают поворотную часть руля, входя в соответствующие выемки 17 на торцевой поверхности поворотной части 2 руля.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1) толкатель 5 отжат от рычага 4 и, тем самым, фиксатор 10 рычага находится в верхней части паза 11 (на его прямом участке) и не дает повернуться рычагу 4 и развернуть поворотную часть 2 руля.

При подаче газа высокого давления в полость под днище толкателя 5 последний перемещается вверх, сжимая пружину 13 и фиксатор 10 оказывается в нижней части (в цилиндрическом отверстии) фигурного паза 11 и, тем самым, рычаг 4 (с фиксатором 10) освобождается для поворота вместе с поворотной частью руля (Фиг.2).

При дальнейшем перемещении толкателя 5 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.3). В раскрытом положении она фиксируется неподвижно размещенными на корневой части 1 руля стопорами 14.

Практическое исполнение и отработка предложенного устройства показала, что в качестве источника газа высокого давления может быть использовано пиротехническое устройство, обеспечивающее максимальное давление 20…35 МПа с временем выхода на максимальное давление около 10…20 мс в зависимости от размера складного руля.

Предложенный вариант обеспечивает стабильную и жесткую фиксацию поворотной части руля в раскрытом положении и характеризуется небольшими размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении. Конструкция складного руля позволяет разместить механизм его раскрытия в рулевой поверхности без значительного увеличения ее толщины и не требует дополнительных устройств для исключения самопроизвольного раскрывания и складывания рулей.

1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

3. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что корневая часть руля снабжена, по меньшей мере, одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

www.findpatent.ru

Раскрываемый руль ракеты | Банк патентов

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США.; №3058422, 1962 г.; №3125956, 1964 г.; №5820072, 1998 г.; и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32,1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, и после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема и облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты.

Данное техническое решение представляет руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты, жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в рабочее положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой части и складываемой части руля и соединена с пружинным толкателем расположенного в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть и корневая часть, когда складываемая часть в рабочем положении, выполнены соответствующие друг другу выступы и выемки, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и выемки являются элементами фиксации руля в рабочем положении.

Для использования конструкции с тонким внешним обводом руля данное техническое решение использовать нецелесообразно в связи с невозможностью установки механизма раскрытия в корневой и складываемой частях. К тому же наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. В качестве механизма раскрытия можно было бы использовать (особенно в случае больших шарнирных моментов при раскрытии) устройства с другим принципом действия, например, пиротолкатели, пневмо- и гидромеханизмы.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, закрепленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом корневая часть расположена внутри внешнего обвода корпуса ракеты. В корневой части шарнирно закреплена качалка. Один конец качалки шарнирно соединен с поршнем, установленный в приводе управления рулем, с возможностью линейного перемещения, а другой конец шарнирно соединен с двумя соединительными звеньями, которые расположены в прорезях, выполненных в качалке и складываемой части, при этом соединительные звенья шарнирно соединены со складываемой частью. В корпусе привода управления рулем выполнены отверстия для входа и выхода рабочего тела, а в корпусе ракеты расположен газогенератор. При срабатывании газогенератора в привод управления рулем поступает рабочее тело. Под давлением рабочего тела поршень перемещается в корпусе привода, воздействуя на качалку, которая через соединительные звенья раскрывает складываемую часть. В конце раскрытия складываемая часть зубьями упирается в корпус корневой части и фиксируется защелками в рабочем положении.

На фиг.1-7 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Она состоит из складываемой части руля 1, корневой части 2, шарнирно соединенной со складываемой частью 1. Корневая часть 2 жестко закреплена в приводе управлении рулем 3, установленным в корпусе ракеты 4 с возможностью поворота. В приводе управления рулем 3 выполнены отверстия 5 и установлен поршень 6. В корневой части 2 шарнирно закреплена качалка 7, один конец которой шарнирно соединен с поршнем 6, а другой шарнирно соединен с соединительными звеньями 8, которые расположены в прорезях 9, выполненных в складываемой части 1 и в качалке 7, и шарнирно соединены со складываемой частью руля 1. В корпусе корневой части шарнирно установлены подпружиненные защелки 10, которые взаимодействуют с зубьями 11, выполненные на складываемой части руля 1, и фиксируют ее в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При выходе ракеты из ТПС идет подача управляющегося сигнала на газогенератор, и в привод управления рулем 3 поступает рабочее тело через отверстия 5. Давление рабочего тела приводит в движение поршень 6, установленный в приводе управления рулем 3. Перемещаясь, поршень поворачивает качалку 7, шарнирно закрепленную на корпусе корневой части 2. Поворачиваясь, качалка 7 воздействует на соединительные звенья 8 и раскрывает складываемую часть руля 1, тем самым переводит руль из исходного положения в рабочее положение. В конце раскрытия руля зубья 11, выполненные на складываемой части 1, упираются в выступы на корпусе корневой части 2, а с другой стороны удерживаются подпружиненными защелками 10.

При этом складываемая часть фиксируется в рабочем положении, зубья 11 с одной стороны упираются в корпус корневой части 2, а с другой стороны на них воздействует подпружиненные защелки 10.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Формула изобретения

Раскрываемый руль ракеты, состоящий из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, шарнирно соединенной со складываемой частью и жестко закрепленной в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, поршня, установленного в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения, соединенного со складываемой частью при помощи кинематической цепи, отличающийся тем, что в корневой части руля шарнирно закреплена качалка, в качалке и в корневой части выполнены прорези, при этом один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки, при этом звенья шарнирно соединены со складываемой частью, на раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части, при этом корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты.

bankpatentov.ru

аэродинамический руль управляемой ракеты - патент РФ 2289779

Изобретение относится к области вооружения. Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси, имеет стреловидные переднюю и заднюю кромки. Руль состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, выполненной с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°. Бипланная поверхность выполнена с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. При использовании изобретения повышается эффективность аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2289779

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 - Рули типа поворотного оперения).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.

Задача предлагаемого изобретения - повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55...65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43...47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5...30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8...1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35...0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62 М 3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:

b - бортовая хорда аэродинамического руля;

b1 - бортовая хорда монопланной несущей поверхности;

b 2 - бортовая хорда бипланной несущей поверхности;

- зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;

L - размах аэродинамического руля;

- угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;

- угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;

- угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 - разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 - разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси и имеющий стреловидные переднюю и заднюю кромки, отличающийся тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля, при этом плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55÷65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43÷47°, а бипланная - с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5÷30°, отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8÷1,2, между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд, причем отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35÷0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

www.freepatent.ru


Смотрите также